航空燃氣渦輪發動機燃燒室新技術

航空燃氣渦輪發動機燃燒室的功能是將燃料的化學能通過燃燒轉化為熱能。在航空燃氣渦輪發動機上燃燒室分為主燃燒室和加力燃燒室，主燃燒室是發動機核心機的三大高壓部件之一，加力燃燒室主要用在戰斗機發動機上以短時間增加發動機推力，使飛機加速，在除戰斗機以外的其他飛機發動機上一般不設加力燃燒室。主燃燒室將燃料燃燒后形成的高溫高壓燃氣驅動渦輪做功帶動壓縮部件，除去帶動壓縮部件所消耗的功之外，剩余的高溫高壓燃氣的能量通過噴管排氣產生推進力推動飛機前進，或通過動力渦輪帶動螺旋槳、槳扇、旋翼產生拉力及升力。發動機吸入的空氣中的氧氣在主燃燒室燃燒過程中并未全部消耗，因此在渦輪后可以設置加力燃燒室，再次噴入燃料燃燒加熱燃氣，進一步提高燃氣能量以增加發動機的推力，主燃燒室和加力燃燒室在發動機上的位置見圖1。

隨著航空發動機技術的發展，發動機的工作壓力和渦輪前溫度越來越高，燃燒室的工作條件和技術指標要求越來越苛刻，突出的技術矛盾是在燃燒室負荷越來高的情況下，滿足高的燃燒性能和輕的重量要求，在傳統燃燒技術基礎上必須采用新的原理和技術方案以提高發動機總體性能指標。

主燃燒室新技術

航空燃氣輪機主燃燒室的傳統結構形式可分為單管燃燒室、環管燃燒室、環形燃燒室，這基本與航空燃氣輪機的發展歷程相對應。早期的燃燒室多為單管燃燒室，后來發展為環管燃燒室，上世紀60年代，環形燃燒室出現并成為燃氣渦輪發動機的必然選擇，隨著燃燒技術的發展，短環形燃燒室是目前普遍采用的方案（圖2）。在采用離心式壓氣機的燃氣輪機中為了縮短軸距并利用離心壓氣機徑向尺寸較大的特點，發展了環形回流燃燒室或環形折流燃燒室。

現代高性能發動機對主燃燒室提出了越來越高的要求，對于軍用發動機主燃燒室而言，要求其具有更高的溫升工作能力和更寬的工作范圍；而民用發動機對燃燒室污染排放指標提出了極為苛刻的要求，以滿足發動機適航取證。因此主燃燒室主要朝兩個方向發展：高性能軍用發動機使用的高溫升燃燒室及民用發動機需要的低排放燃燒室；為應對上述挑戰，提出了以下燃燒室新技術方案。

旋流器陣列多點噴射燃燒室（圖3）。此類燃燒室是將常規燃燒室頭部的旋流器和噴嘴的尺寸縮小，在傳統燃燒室單個頭部大小的空間內布置多個噴射點，每個噴射點的燃料和空氣快速均勻的混合，每個噴射點有自己的回流區和燃燒區，燃燒時有多個火焰，由于每個噴射點的回流區長度短，燃燒駐留時間短，在降低污染物的生成方面有很大的潛力。同時該類型燃燒室由于有多個噴射點的存在，可以將噴射區域進行分區燃燒，兼顧燃燒室在低工況下的穩定工作及高工況下的高效燃燒，適合于工作范圍寬廣的高溫升燃燒室；還可以對噴射點進行控制，具有溫度場主動調節能力，能夠滿足高性能軍用發動機高品質燃燒室出口溫度場的需求。

駐渦燃燒室（圖4）。駐渦燃燒室是一種采用獨立凹腔進行穩焰的燃燒室，其原理是由超聲速燃燒的背風臺階穩定火焰原理演變而來，最早在美國的IHPTET計劃中提出。駐渦燃燒室由產生值班火焰的凹腔結構和鈍體穩焰主燃區組成，其主要特點是可以實現分區分級燃燒，發動機在點火、慢車等小工況狀態時，燃燒室只駐渦區工作，保證了燃燒室低工況穩定性；而在起飛等大功率狀態下燃燒室駐渦區和主燃區同時工作，保證高工況下的高效燃燒性能；駐渦燃燒室其點火器位于駐渦區內，不易被吹熄，點火性能相對其他燃燒室更加優越。由于實現分級燃燒，能夠有效控制氮氧化物等污染排放物的生成。美國GE公司在駐渦燃燒室研究方面處于領先地位，通過多年的研究已經發展了四代駐渦燃燒室，并開展了相關的試驗，GE公司在2007年完成了全環形駐渦燃燒室設計和試驗驗證，擬應用在高推重比發動機上。

渦輪級間燃燒室及超緊湊燃燒室。渦輪內燃燒最初的目的是采用渦輪內燃燒取代主燃燒室建立定溫循環， 定溫循環的效率比常規燃燒室的定壓循環高30%～40%，但定溫循環超出了常規發動機的設計參數與運行參數，只能用于理論研究。在本世紀初，由Sirignano等人提出了在高低壓渦輪之間的補燃燃燒形式，在此方案的基礎上發展了渦輪級間燃燒室（Inter-stage Turbine Burner，ITB）及超緊湊燃燒室（Ultra-Compact Combustor，UCC）。

渦輪級間燃燒室（圖5）是在高低壓渦輪之間再布置一個小型燃燒室，由于有渦輪級間燃燒室的存在，可以拓展壓氣機總增壓比的設計范圍，適當降低渦輪前溫度提高渦輪壽命，實現高飛行馬赫數下發動機推力更大耗油率更低的目標。渦輪級間燃燒室由于受到結構布局的影響，需要在較小的空間內完成穩焰、燃燒等過程，所以一般采用駐渦凹腔穩焰燃燒的方案。

超緊湊燃燒室（圖6）是渦輪間燃燒室的進一步提高和發展，其基本原理是將燃燒室與高、低壓渦輪導葉整合，實現在渦輪導葉內燃燒，實現近似等溫燃燒循環，提高發動機的熱效率，此方案對發動機性能參數及結構的改變較多。超緊湊燃燒室是目前幾種先進燃燒技術如：凹腔穩焰、多點噴射組織燃燒，周向燃燒、旋流燃燒、補氣射流、駐渦燃燒等技術的綜合應用的集成。

美國空軍研究實驗室針對超緊湊燃燒室開展了四個階段的研究。階段一：以替代主燃燒室為目標的研究；階段二、階段三：以替代渦輪級間燃燒室為目標的研究工作；階段四：以實現渦輪內燃燒替代加力燃燒室為目標的研究工作，最終實施定溫循環燃燒。超緊湊燃燒技術目前已經在渦輪間燃燒上進行了試驗驗證（圖7），其貧油熄火油氣比只有目前系統的25%～50%，同時在應用時可以和渦輪葉片整合一體，實現渦輪內燃燒構想，并且已經開始實施，更設想用以取代主燃燒室，實施定溫循環，實現高效率動力輸出，并且作為下一代燃燒室技術，減小發動機重量和尺寸。

低排放燃燒技術。其中包括：貧油預混預蒸發燃燒技術；富油燃燒技術。 貧油預混預蒸發燃燒技術燃燒室的污染排放物包括：一氧化碳（CO）、未燃碳氫（UHC）、氮氧化物（NOx）和冒煙等4種燃燒產物，目前除氮氧化物以外，其他排放物指標已相當低，低排放技術的重點是進一步降低氮氧化物的排放，直接的措施是縮短燃料的燃燒時間，降低燃燒區的燃燒溫度。貧油預混預蒸發燃燒室是通過在燃燒區加入大量空氣，并使燃油和空氣預先混合并完成部分蒸發再進行燃燒，相對于傳統的旋流擴散燃燒，燃燒均勻，燃燒溫度低，因此燃燒產物中的污染排放特別是氮氧化物（NOx）顯著降低，貧油預混預蒸發燃燒技術有很多種方案，目前取得成功的是GE公司研制的雙環預混旋流（TAPS）燃燒技術（圖8），燃燒室結合了分級分區燃燒和貧油預混燃燒的思想。由值班級（預燃級）和主燃級組成。值班級為擴散火焰模式，保證發動機啟動點火可靠和較為寬廣的燃燒邊界；主燃級為貧油預混燃燒模式，主要工作于大工況，以減少NOx的生成。

目前，TAPS燃燒室已發展了三代，分別為TAPS1、TAPS2和TAPS3。TAPS1技術目標是要比傳統富油頭部設計的燃燒室或CAEP2標準降低NOx排放50%，成功用于GEnx發動機上；TAPS2的目標是在TAPS1的基礎上再降50%，主要是針對總增壓比大于40的發動機，比CAEP2標準NOx排放降低70%，首先用于我國大飛機C919的啟動發動機LEAP-X上；TAPS3目標是比CAEP/6降低NOx排放75%，比CAEP/2降低85%。

富油燃燒技術。富油燃燒的基本特點是主燃區空氣量低于燃料完全燃燒所需空氣量，當燃燒區為富油燃燒時，因燃燒不完全，燃氣溫度較低，NOx生成量也較低，但是經過富油燃燒后，有大部分燃油未燃燒完全，隨著燃氣向下游流動，必定要在化學恰當比附近燃燒，此時，燃氣溫度很高，是NOx大量產生的區域，為了跳過該區域，通過在富油燃燒區末端加入大量空氣瞬時降低燃氣溫度，此后未完全燃燒的可燃成分在貧油狀態繼續燃燒，從而整個燃燒過程的溫度降低。典型的富油燃燒技術是PW公司研制的富油燃燒-快速淬熄-貧油燃燒（RQL，圖9）技術。PW公司將RQL燃燒技術用在V2500發動機扇形試驗段上試驗，其結果比當時的排放標準低50%。之后，PW公司進行一系列的低排放燃燒室的研發，他的低排放燃燒室稱為TALON燃燒室，分別發展了TALONⅠ、TALONⅡ和TALONⅩ等一系列低排放燃燒室，已在PW4084、PW6000、PW8000等發動機上成功應用。

加力燃燒室新技術

戰斗機在起飛、爬升、規避導彈或機型作戰機動飛行等狀態需要更大的推力以實現短時間加速飛行，發動機使用加力是短時間內增加推力的最好辦法。加力燃燒室是實現8cdebadab7c4b4f1f8ab2c6dfd518e5b發動機加力的部件，它能保持發動機最大轉速和渦輪前燃氣溫度不變的情況下，將燃油噴入氣流中讓剩余氧氣再次燃燒，產生額外推力。現在軍用渦扇發動機加力燃燒室（圖10），大都采用V型穩定器來穩定火焰，這種加力燃燒室通過氣流在鈍體后形成的尾跡旋渦和回流區產生一個油氣混合均勻的低速區，從而具備了火焰穩定的必備條件。

現代高推重比航空發動機加力燃燒室工作條件越來越惡劣，性能要求更高，主要特征表現在內涵進口溫度更高、氧含量降低的情況下，進一步提高加力溫度和燃燒效率，降低流體阻力，縮短長度，加力重量超輕。傳統發動機加力燃燒室很難實現上述要求，未來加力燃燒室的發展必然將某些部件進行一體化設計，變得更加緊湊，以減少長度和降低重量，提高發動機推重比。渦輪后框架一體化加力燃燒室、旋流加力燃燒室、外涵加力燃燒室是目前研究的重要方案。

渦輪后框架一體化加力燃燒室。

渦輪后框架一體化加力燃燒室的主要特征是取消傳統加力燃燒室的混合擴壓器，將噴油桿和鈍體穩定器整合到渦輪后支撐框架的支板上，形成超級緊湊的一體化結構，加力燃油從支板內的噴嘴孔噴入并進入支板后形成的回流區內穩定燃燒，渦輪后框架一體化加力燃燒室與傳統加力燃燒室對比如圖11所示。這種加力燃燒室的設計關鍵在于：合理的安排燃油噴射，既保證加力燃油濃度分布與氧濃度分布主動匹配，又避免燃油的自燃與結焦，還能保證燃油在支板后的回流區內形成穩定燃燒點火源，同時保證加力燃燒室較低的流阻損失；一體化加力燃燒室方案能適用于更高的加力熱負荷，具有更簡單的結構以及更高的噴桿和穩定器工作可靠性，在高推重比發動機研制中得到了深入廣泛的研究。采用渦輪后框架一體化加力燃燒室的典型代表為美國PW公司研制的F119發動機，其推重比在10左右。

旋流加力燃燒室。旋流加力燃燒室是采用類似主燃燒室的旋流燃燒原理組織燃燒，以渦輪后承力框架作為旋流加力的葉片，燃油噴桿內置在葉片內，形成旋流器的流場結構，取消了噴油桿和鈍體穩定器。該方案可大幅度強化油氣混合，提高燃燒強度和燃燒穩定性，縮短燃燒段長度，降低尾噴流火焰輻射強度，從而縮短加力燃燒室的長度、減輕重量，提高發動機隱身性能，但旋流加力燃燒室出口氣流存在較大的余旋，會引起發動機推力損失。

外涵加力燃燒室。

常規加力燃燒室是采用內外涵燃氣和空氣混合后再點火燃燒，外涵加力燃燒室是直接在外涵道貧油組織燃燒。與傳統方案相比，外涵加力燃燒室結構尺寸更緊湊，有利于發動機減重設計；外涵空氣含氧量高，有利于組織燃燒，但由于進氣溫度和壓力較低，燃油蒸發困難，不利于油氣混合，影響點火性能和燃燒效率。外涵加力燃燒室工作與常規加力燃燒室組織燃燒方式基本相同，采用噴油桿噴油與空氣混合，鈍體穩定器穩定火焰，原理圖如圖12所示。

外涵加力技術主要應用在兩個方面：垂直/短距起降（STOVL）發動機技術和變循環發動機（VCE）技術。